Проф. Р.Джакомелли в сотрудничестве с проф. Е.Пистолези. Исторический обзор (1123883), страница 23
Текст из файла (страница 23)
Его рассуждения основываются на том, что невозможно, чтобы два вихря с вращением в противоположные стороны были прикреплены нли прикрепились бы к любому материальному телу без распространения вихревого движения вокруг тела от одной точки крепления к другой. Так, например, в данном случае крыло образует мост, соединяющий обе вихревые вити, и составляет вместе с ними о;1ну систему, делающую эту область двухсвязиой, в то время как циркуляция вокруг ' На фиг. 83,Аэродинамики* Лаичестера показана фигура, помещаемая ныне во всех курсах аэродинамики.
Рззл. 0 истсгичесьнй Оьзоэ крыла должна быть напряженности, пе меньше существующей в области прикрепления вихревых иатей. Далее это подтверждается, согласно Лаичестеру теи, что, с одной стороны, гидродинампчески невозможно внезапное прекращение вихрей на концах крыла и что, с другой стороны, нельзя рассматривать аналогично электромагнитной теории линию магнитной силы, проходящую через полосу железа, как две отдельные линии, оканчивающиеся на его поверхности, но нужно считать ее непрерывной или сплопгной .линией. Это рассуждение Ланчестер заканчивает следующим образом: „Таким образом автор рассматривает оба задних вихря, как опре,деленное доказательство существования циркуляционного компонента равной напряженности в движении, окружающем само крыло".
* Те же соображения, какие мы встречаем у Ланчестера, были указаны независимо от Ланчестера С. А. Чаплыгиным, которочу и принадлежит первая попытка построения математически. разработанной теории крыла конечного размаха. Эти результаты были доложены С. А. Чаплыгиным в заседании Московского математического о-ва !1/Х 1911 г., но ае были напечатаны и сохранились только а стенограмме, ааписанной В. П. Ветчинкиным '. В 1912 г.
появилась первая работа Н. 31 Жуковского по вихревой теории гребного винта. В четырех обширных мемуарах, напечатанных в !912, 1914, 1915, 1918 гг., ' Н. й! Жуковским разработана теория гребного винта, основанная на тех же гидродипамических соображениях, которые легли в основу теории крыла конечного размаха, разработанной Нраадтлем". Вернемся теперь к 1'еттингеиским исследованиям. В.августе 1914 г. А. Визельсбергер (Л. !!«зезе!збе«уе«) в труде, названном „Дополнительное объяснение У-образного полета некоторых перелетных птиц" ' ссылался опять на „теорию самолета", изложенную Нрандтлем в обоих своих трудах 1911 и 1913 гг., которая оказалась очень ценной для многих изысканий !см. 1[евятыи геттингенский отчет).
На основании этой теории Визельсбергер доказал, что птицы принимают такое расположение для использования восходяшего потока, образуемого крыльями вблизи себя. ! Краткое изложение результатов С. А. Чзалыгааа мсжао азйта з кааге В. В. Г с л у б е в а, Теория крыла, конечного размаха, стр. 212, 1931. Прим ред. '-' Н.К.
Жу ко з с к а й, Вихревая теораз гребного ванга, 1-й мемуар, Тр!'ды фаз. с«я. о-зз люб. естеств., затроп. и географии, Москва, 1912, т. ХУ1, зыа. 1. То же 2-й мемуар, Труды физ. отд. с-зз люб. естеств., аатроп, геогр., Москва, 1914, т. ХЧП, вып. 1 Тс же 3-й мемуар, Труды фяз.
сгд. о-вз люб, естеств., аатроп., геогр., Москва, 191з, т. ХМП, зып. 2. Тс же 4-й мемуар, Труды расчетао-аспытат. бюро пра Московском высшем Тзхааческом училище, 1918, вып. 3 — 4. В 1929 г. зсе четыре мемуара изданы аа фрзацузсьсм языке под аазааааем: М. дсайочгзйу, ТЬеойе ЗоагМ1!опа!гв де 1'Ье11се ргора1з!тз, Париж, 1929. Прим, ред. "' Здесь а з дзльаейшем знаком ь отмечены дсбзвлеаия редактора проф.
В. В. Голубева. ч Ве!9«ау зи«Ж«й!я«иид Нее 5'!ийе1~7иуее е!и!уе«йиуисуег, Е, Р. Ъ!., № 15, 1914 Гг!. !11 403 С КОНЦА Х!Х ВЕНА ДО НХШПХ Ппий В том же году А. Бетц, бывший тогда ассистентом Прандтля, указал в опубликованной статье формулу Прандтля, аналогичную формуле „индуктивного сопротивления", хотя в то время этот термин еще не был принят '. Позже Бетц опубликовал в тов! же году статью под названием' „Взаимное влияние двух крыльев" з, в которой он рассматривал с теоретической точки зрения результаты опытов, описанных в его предыдущих статьях 1912 и 1914 гг.
з. Перед тем как перейти к вопросу своего исследования, Бетц упоминает о трудах Прандтля 1913 г. н рассматривает принятые им упрощающие гипотезы Прандтля, заьлючающнесн в том: 1) что величина максимальной циркуляции равна величине средней циркуляции, хотя в действительности последняя циркуляция несколько меньше первой вследствие неравномерного распределения подъемной силы вдоль размаха крыла, 2) что поток вокруг крыла представлен прямолинейной вихревой частью, доходнщей до двух бесконечно больших боковых вихрей, и 3) что оба боковых вихря прямолинейны.
Реаультат этого рассмотрения заключается в том, что первые две гипотезы не вносят заметной погрешности, чего нельзн сказать про третью. После этого Бетц перешел к исследованию своей задачи и установил три группы формул, дающих пзмевенпе подъемной силы и лобового сопротивления одного ьрыла биплана, вызываемое влиянием на него его второго крыла. В том же 1914 г. ровно через месяц Бетц опубликовал другую статью под названием „Исследования об изогнутых крыльях с загнутыми назад кснцамв" ', которая была отмечена выше, ьак содержащая впервые формулу для вычисления минимального индуктивного сопротивления при заданных подъемной силе и размахе, и дал чертеж, аналогичный построенному независимо от него Лапчестерои в 191о г.
В 1913 г. Бетц опубликовал новую статью под названием „Исследование крыла У)йуковскогоа', в ьоторой он сравнивал вычисленные значения давления га крыле бесконечного размаха 9Куковского для равных углов атаки с определенными на опыте. Для выполнения в действительности условий задачи ва плоскости Бетц устанавливал у концов крьвла два вертикальных щита. Результаты опытов по распределению давлении вполне совпадают с их теорегичесхнми значениями аа исключением того, что действительная циркуляция оказалась несколько меныпе вычисленной вследствие налнчия трения, которое не было принято во внимание.
Бетц измерил также подъемную силу и лобовое сопротивление для разных углов атаки. Сравнительно с теоретическим лобовым сопротивлением, равным нулю! измеренное сопротивление оказалось очень ! Е. Р. и., № 18 н 1Т, 1914, стр. 239 и Фнг. 153 — 1бс '- !В!с рсдс!мс>бус ВссгпУ!иссипд сисгсг У'гсгу~'1асйсп, Е, Р. М,, № 18 и 19, 1914. з .Подъемная сила и лобоиое сопротивление вблизи горизонтальной плоскости' и „Подъемная сила н лобовое соиротинление биплана", Десятый н Однниздпатый геттингенские отчеты. П;ссгсисвигпусга тап Т~аду1асйсп жм тсгиипдспеп ияя аасй гисйгсаггс дсгчсйгегсп Жаден, Е, Р Ы.. № 16 и 17. 1914. с Ппссгеисьииу сгасг усаийосгсвисгЬсг! ТгггдГ!асвс, Е, Р. М.
Ьй 23 и 24, 1913 истогическпй Овзог разя. Р малым для всего рабочего диапазона углов атаки крыла, но заметно больше для очень болыпих и очень малых углов атаки. Действительиая подъемиая сила совпадала с теоретической по всему рабочему диапазону„ по была только несколько мепыпе. Это различие величины подъемпои силы и лобового сопротивления между теорией и действительностью объясняется влиянием вязкости жидкости.
Никаких других трудов по этому вопросу пе было опубликовано в 1916 г., по их было издаио'иного в 1917 и 1918 гг. Среди трудов, опублпковапвых в 1917 г., отметим статью Бетца о гидродинамической теэрии подъемной силы, в которой он вывел формулы для подъемной силы и момента крыла любого прэфиля '. Это исследование было им продолжено З года спустя. Другим трудом, издаппыи в том же году, была книга Р. Граммеля (Я. 6зчыгзто1) о гидродииамических основах полета '.
Наиболее важные исследования по теории крыла, однако, были опубликованы в то время (1917 — 1918) в секретных технических отчетах немецкой военной авиации. В продолжение 1017 г. были опчбликэвапы в этих отчетах три статьи, паппсапные одна Бетцем п две Мупком (йзии)з). Эти статьи: „Влияние размаха и нагрузки крыла иа воздушные силы крыльев" в, А. Бетц; нРазиах и сэпротивлевие воздухаз ', М. Мунк и „Измерения моделей трех крыльев разного размаха" в, М.
Мунк. Все эти три статьи ссылаются иа зздачу, которая была разрешена теоретически ~рапдтлем, а имеппо — нахождение при заданных воздушных силах, размахе крыла, плотности и скорости такого распределения подъемиэй силы вдоль размаха, при котором лобовое сопротивление имеет наименьшую величину (под лобовым сопрэтивлевиеи здесь подразумевается индуктивное сопротивление).
Нрандтль пазпезт, чтэ подъемная сила для получения такэгэ минимального с противления должна быть распределена вдоль размаха по полуэллипсу, и вывел для этого случая формулы, достаточвые для практики, показывающие зависимость воздушных сил от удлинения и допускаюзцие вычисление пэ взмеренным значениям для данного удлинения соответствующих зпачевий для другого удлинения, Бетц же доказал в этой статье, чтэ эти формулы применимы также и для крыльев с распределеиием подъемпой силы, отличным от пэлуэллипса, указав, что вероятны отклонения только в случае сильно скрученных крыльев с переиеппым профилем вдоль всего размаха (крылья самолетов Таубе). Но пта статья Бетца, в которой результат был приведен в теоретической форме, ие получила среди инженеров досгаточпого признания практпческой важности ее результатов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
